RU2625391C1 - Gas turbine, containing primary and secondary coolers of lube oil - Google Patents

Gas turbine, containing primary and secondary coolers of lube oil Download PDF

Info

Publication number
RU2625391C1
RU2625391C1 RU2014134635A RU2014134635A RU2625391C1 RU 2625391 C1 RU2625391 C1 RU 2625391C1 RU 2014134635 A RU2014134635 A RU 2014134635A RU 2014134635 A RU2014134635 A RU 2014134635A RU 2625391 C1 RU2625391 C1 RU 2625391C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
lubricating oil
gas turbine
cooler
air
oil cooler
Prior art date
Application number
RU2014134635A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Симоне БЕЙ
Филиппо Вити
Марко Лаццери
Роберто Мерло
Даниэле Маркуччи
Original Assignee
Нуово Пиньоне СРЛ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Нуово Пиньоне СРЛ filed Critical Нуово Пиньоне СРЛ
Application granted granted Critical
Publication of RU2625391C1 publication Critical patent/RU2625391C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F01D25/125—Cooling of bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F01D25/20—Lubricating arrangements using lubrication pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Lubrication Details And Ventilation Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: machine engineering.
SUBSTANCE: gas turbine contains a ventilation system designed to cool the interior of the turbine casing, as well as a lubricating oil supply circuit. The lubricating oil supply circuit includes a lubricating oil pump, a lubricating oil tank, a primary lubricating oil cooler. The turbine casing houses a secondary lubricating oil cooler located in a position below the rotating shaft of the gas turbine. The ventilation system is disposed and configured to provide at least a portion of the airflow for cooling the turbine casing to the secondary lube oil cooler for removing heat from the lubricating oil circulating in mentioned cooler.
EFFECT: increase of reliability by preventing oil filling of the machine in case of turbine shutdown and interruption in the operation of the oil suction pump.
17 cl, 5 dwg

Description

Данное изобретение относится к газовым турбинам, в частности газовым турбинам на базе авиационного двигателя. Если говорить более конкретно, данное изобретение относится к усовершенствованиям контура подачи смазочного масла в газовых турбинах и к теплообменникам, расположенным в указанном контуре.This invention relates to gas turbines, in particular gas turbines based on an aircraft engine. More specifically, this invention relates to improvements in the lubricating oil supply circuit in gas turbines and to heat exchangers located in the specified circuit.

В частности, смазочное масло или масло для смазки применяют в газовых турбинах для смазки и охлаждения подшипников, образующих опору для вращающихся валов газовой турбины. Газовая турбина может включать один или несколько вращающихся валов в зависимости от устройства и конструкции указанной турбины.In particular, lubricating oil or lubricating oil is used in gas turbines to lubricate and cool bearings that form a support for the rotating shafts of a gas turbine. A gas turbine may include one or more rotating shafts, depending on the device and design of said turbine.

Кроме того, в некоторых известных газовых турбинах смазочное масло применяют для изменения геометрии неподвижных или вращающихся лопаток и лопастей газовой турбины, например, для согласования геометрических параметров с конкретными рабочими режимами. В данном случае контур подачи смазочного масла будет обеспечивать смазочное масло не только для подшипников, но и для гидравлической системы, содержащей гидравлические приводы, обеспечивающие регулирование геометрических параметров турбомашины, как, например, предложено в патенте США №3418485.In addition, in some well-known gas turbines, lubricating oil is used to change the geometry of fixed or rotating blades and blades of a gas turbine, for example, to coordinate geometric parameters with specific operating conditions. In this case, the lubricating oil supply circuit will provide lubricating oil not only for bearings, but also for a hydraulic system containing hydraulic actuators that provide control of the geometric parameters of the turbomachine, as, for example, is proposed in US patent No. 3418485.

В результате, большое количество тепла передается смазочному маслу. Возникает необходимость в отведении тепла от смазочного масла для поддержания его допустимой температуры и, следовательно, температуры механических компонентов, через которые оно циркулирует.As a result, a large amount of heat is transferred to the lubricating oil. There is a need for heat removal from the lubricating oil to maintain its acceptable temperature and, therefore, the temperature of the mechanical components through which it circulates.

На Фиг. 1 изображен схематический вид газовой турбины с системой циркуляции смазочного масла. Газовая турбина в целом обозначена номером 1 позиции. В варианте выполнения, изображенном на Фиг. 1, газовая турбина содержит компрессор 3, турбину 5 высокого давления, силовую турбину 7, также называемую турбиной низкого давления, и камеру 9 сгорания. Газовая турбина расположена в кожухе, не показанном на Фиг. 1. Ротор компрессора 3 и ротор турбины 5 высокого давления торсионным образом соединены с общим валом 11. Общий вал 11 опирается на подшипники 13 и 15 в корпусе установки. Компрессор 3 и турбина 5 высокого давления вращаются с одинаковой скоростью вращения. Ротор силовой турбины 7 торсионным образом соединен с вращающимся валом 17, который опирается на подшипники 19 и 21 в корпусе установки.In FIG. 1 is a schematic view of a gas turbine with a lubricating oil circulation system. The gas turbine as a whole is indicated by the number 1 position. In the embodiment shown in FIG. 1, a gas turbine comprises a compressor 3, a high pressure turbine 5, a power turbine 7, also called a low pressure turbine, and a combustion chamber 9. The gas turbine is located in a housing not shown in FIG. 1. The rotor of the compressor 3 and the rotor of the high-pressure turbine 5 are torsionally connected to a common shaft 11. The common shaft 11 is supported by bearings 13 and 15 in the installation housing. Compressor 3 and high pressure turbine 5 rotate at the same speed of rotation. The rotor of the power turbine 7 is torsionally connected with a rotating shaft 17, which is supported by bearings 19 and 21 in the installation housing.

Воздух, сжатый в компрессоре 3, поступает в камеру 9 сгорания, где смешивается с газообразным или жидким топливом. Топливо воспламеняется, при этом в результате горения образуются высокотемпературные газообразные продукты сгорания, находящиеся под высоким давлением. Газообразные продукты сгорания расширяются в турбине 5 высокого давления с созданием мощности для приведения в действие компрессора 3 посредством вала 11. Затем газообразные продукты сгорания, подвергшиеся частичному расширению, подвергаются дальнейшему расширению в силовой турбине 7. Мощность, полученную в результате дальнейшего расширения в силовой турбине, используют для приведения в действие нагрузки, например, компрессора или группы компрессоров, электрогенератора или подобного устройства. На схематическом изображении, представленном на Фиг. 1, нагрузка в целом обозначена номером 23 позиции.The air compressed in the compressor 3 enters the combustion chamber 9, where it is mixed with gaseous or liquid fuel. The fuel ignites, and as a result of combustion, high-temperature gaseous products of combustion are formed under high pressure. The gaseous products of combustion expand in the high pressure turbine 5 with the creation of power to drive the compressor 3 by means of the shaft 11. Then, the gaseous products of combustion, which have undergone partial expansion, are further expanded in the power turbine 7. The power obtained as a result of further expansion in the power turbine, used to drive loads, for example, of a compressor or group of compressors, an electric generator or the like. In the schematic representation shown in FIG. 1, the load is generally indicated by 23 position numbers.

Смазочное масло циркулирует через подшипники 13, 15, 19 и 21, обеспечивая смазывание указанных подшипников и отведение от них тепла. Для этой цели выполнен контур 23 подачи смазочного масла. Контур подачи смазочного масла содержит резервуар 25 с маслом, из которого смазочное масло отсасывают масляным насосом 27, обеспечивающим подачу масла по масляному трубопроводу 29. Затем смазочное масло распределяется по подшипникам турбины 1. Смазочное масло, вытекающее из подшипников 13, 15, 19 и 21, накапливается в сборном канале 31 и возвращается в резервуар 25 посредством маслоотсасывающего насоса 33, за которым по направлению хода масла расположен обратный клапан 35. Насос 33 поддерживает небольшое пониженное давление в подшипниках 13, 15, 19 и 21 для предотвращения утечки масла из подшипников и заливки турбины 1 маслом. Между насосом 33 и резервуаром 25 расположен первичный охладитель 37 смазочного масла, протекая через который указанное масло отдает тепло прежде, чем вернуться в резервуар 25. Первичный охладитель 37 может содержать воздушно-масляный теплообменник. Номером 39 позиции схематически обозначена воздуходувка, образующая воздушный поток, предназначенный для отведения тепла от смазочного масла, протекающего через первичный охладитель 37. Кроме того, охладитель 37 может представлять собой не воздушно-масляный, а водно-масляный теплообменник.Lubricating oil circulates through bearings 13, 15, 19 and 21, providing lubrication of these bearings and the removal of heat from them. For this purpose, made the circuit 23 of the supply of lubricating oil. The lubricating oil supply circuit contains a reservoir 25 with oil, from which the lubricating oil is sucked off by an oil pump 27, which supplies oil through the oil pipe 29. Then, the lubricating oil is distributed to the bearings of the turbine 1. Lubricating oil flowing from the bearings 13, 15, 19 and 21, accumulates in the collecting channel 31 and returns to the reservoir 25 by means of an oil suction pump 33, behind which a non-return valve 35 is located in the direction of the oil flow. I prevent oil leakage from bearings and fill turbine 1 with oil. Between the pump 33 and the reservoir 25, a primary lubricant oil cooler 37 is located, flowing through which said oil gives off heat before returning to the reservoir 25. The primary cooler 37 may comprise an air-oil heat exchanger. Number 39 of the position schematically indicates a blower forming an air stream designed to remove heat from the lubricating oil flowing through the primary cooler 37. In addition, the cooler 37 may not be an air-oil, but a water-oil heat exchanger.

В некоторых вариантах выполнения, известных специалистам в данной области техники, газовая турбина содержит гидравлическую систему 40 с изменяемой геометрией. В данной системе смазочное масло, циркулирующее в контуре 23 подачи смазочного масла, используют для перемещения подвижных лопаток газовой турбины 1, для того чтобы согласовать геометрические параметры газовой турбины с рабочими режимами. Для повышения давления смазочного масла и подачи находящегося под давлением смазочного масла к силовым приводам гидравлической системы 40 с изменяемой геометрией имеется насос 41 высокого давления, обеспечивающий перекачку смазочного масла. Смазочное масло возвращается из системы 40 в трубопровод 29 подачи смазочного масла нагретым с повышенной температурой. В некоторых ситуациях возникает необходимость использования вторичного охладителя 43 смазочного масла для удаления лишнего тепла, переданного смазочному маслу при его циркуляции в системе 40. Охладитель 43 может представлять собой, например, воздушно-масляный или водно-масляный теплообменник.In some embodiments known to those skilled in the art, the gas turbine comprises a variable geometry hydraulic system 40. In this system, lubricating oil circulating in the lubricating oil supply circuit 23 is used to move the moving blades of the gas turbine 1 in order to coordinate the geometric parameters of the gas turbine with the operating conditions. To increase the pressure of the lubricating oil and the supply of pressurized lubricating oil to the power drives of the hydraulic system 40 with variable geometry there is a high pressure pump 41, which provides the transfer of lubricating oil. Lubricating oil is returned from the system 40 to the lubricating oil supply pipe 29 heated at elevated temperature. In some situations, it becomes necessary to use a secondary lubricating oil cooler 43 to remove excess heat transferred to the lubricating oil during its circulation in the system 40. The cooler 43 may be, for example, an air-oil or water-oil heat exchanger.

При остановке газовой турбины 1 маслоотсасывающий насос 33 прекращает работу, и протекание смазочного масла из сборного канала 31 по направлению к резервуару 25 предотвращено. Это может вызвать заливку подшипников турбомашины маслом.When the gas turbine 1 stops, the oil suction pump 33 stops working, and the flow of lubricating oil from the collection channel 31 towards the tank 25 is prevented. This may cause the turbomachine bearings to fill with oil.

Согласно некоторым вариантам выполнения вторичный охладитель смазочного масла расположен внутри кожуха турбины. Преимущественно вторичный охладитель смазочного масла расположен внутри кожуха турбины таким образом, что часть охлаждающего воздушного потока, циркулирующего в указанном кожухе и предназначенного для охлаждения корпуса газовой турбины, протекает через вторичный охладитель и отводит от него тепло. Вторичный охладитель смазочного масла расположен в таком положении, что заливка турбины маслом в случае ее остановки предотвращена. Например, этого добиваются путем расположения вторичного охладителя в месте, расположенном ниже оси вращения газовой турбины, то есть ниже вала газовой турбины. С учетом этого, если газовая турбина имеет несколько валов, например два или более вала, расположенных коаксиальным образом один внутри другого, как обычно выполняют в газовых турбинах на базе авиационного двигателя, имеющих два или более вала, выражение «ниже вала газовой турбины» следует понимать как указание на местоположение или позицию, расположенную ниже комбинации одного или нескольких валов газовой турбины. В частности, выражение «ниже вала газовой турбины», означает позицию, расположенную ниже вала (валов) и соответствующих подшипников.In some embodiments, a secondary lubricant oil cooler is located inside the turbine housing. Advantageously, a secondary lubricant oil cooler is located inside the turbine housing in such a way that part of the cooling air flow circulating in said housing and intended for cooling the gas turbine housing flows through the secondary cooler and removes heat from it. The secondary lubricating oil cooler is located in such a position that the filling of the turbine with oil in case of its stop is prevented. For example, this is achieved by arranging a secondary cooler in a place located below the axis of rotation of the gas turbine, that is, below the shaft of the gas turbine. With this in mind, if a gas turbine has several shafts, for example, two or more shafts located coaxially one inside the other, as is usually done in gas turbines based on an aircraft engine having two or more shafts, the expression “below the shaft of the gas turbine” should be understood as an indication of a location or position below the combination of one or more shafts of a gas turbine. In particular, the expression “below the shaft of the gas turbine” means a position located below the shaft (s) and associated bearings.

В некоторых вариантах выполнения предложена газовая турбина, содержащая турбинный кожух, в котором расположены по меньшей мере один компрессор, одна турбина высокого давления и одна силовая турбина. Газовая турбина может дополнительно содержать систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха. Может быть также предусмотрен контур подачи смазочного масла, который может содержать по меньшей мере насос для смазочного масла, резервуар для смазочного масла и первичный охладитель смазочного масла. В дополнение к первичному охладителю смазочного масла контур подачи смазочного масла содержит вторичный охладитель смазочного масла. Вторичный охладитель смазочного масла преимущественно расположен в турбинном кожухе, в позиции, расположенной ниже вращающегося вала или валов газовой турбины. Система вентиляции выполнена и расположена таким образом, что по меньшей мере часть воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, контактирует с вторичным охладителем смазочного масла для отведения тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном вторичном охладителе.In some embodiments, a gas turbine is provided comprising a turbine housing in which at least one compressor, one high pressure turbine, and one power turbine are located. The gas turbine may further comprise a ventilation system designed to cool the interior of the turbine housing. A lubricating oil supply circuit may also be provided, which may comprise at least a lubricating oil pump, a lubricating oil reservoir and a primary lubricating oil cooler. In addition to the primary lubricating oil cooler, the lubricating oil supply circuit includes a secondary lubricating oil cooler. The secondary lubricating oil cooler is preferably located in the turbine housing, in a position located below the rotating shaft or gas turbine shafts. The ventilation system is designed and arranged in such a way that at least part of the air stream intended for cooling the turbine housing contacts with a secondary lubricant oil cooler to remove heat from the lubricant oil circulating in the specified secondary cooler.

В некоторых вариантах выполнения контур подачи смазочного масла содержит маслоотсасывающий насос, расположенный между маслосборником отстойного резервуара газовой турбины или любым другим соответствующим коллекторным устройством, предназначенным для сбора указанного смазочного масла, и первичным охладителем смазочного масла. Между маслоотсасывающим насосом и первичным охладителем смазочного масла могут быть расположены другие дополнительные компоненты. Например, между указанными насосом и охладителем может быть расположен невозвратный, то есть обратный, клапан. В некоторых вариантах выполнения первичный охладитель смазочного масла расположен перед резервуаром для смазочного масла. Тем не менее в других вариантах выполнения первичный охладитель смазочного масла может быть расположен за резервуаром для смазочного масла. При такой компоновке резервуар для смазочного масла должен быть расположен между маслоотсасывающим насосом и первичным охладителем смазочного масла.In some embodiments, the lubricating oil supply circuit comprises an oil suction pump located between the oil collector of a gas turbine settling tank or any other suitable manifold device for collecting said lubricating oil, and a primary lubricating oil cooler. Other components may be located between the oil suction pump and the primary lubricating oil cooler. For example, a non-return valve, i.e. a non-return valve, may be located between the indicated pump and cooler. In some embodiments, a primary lubricant oil cooler is located in front of the lubricant oil reservoir. However, in other embodiments, the primary lubricating oil cooler may be located downstream of the lubricating oil reservoir. With this arrangement, the lubricating oil reservoir should be located between the oil suction pump and the primary lubricating oil cooler.

В некоторых вариантах выполнения может быть предусмотрена воздухозаборная камера для поступающего в зону горения воздуха, сообщающаяся с компрессором или компрессорами газовой турбины. Указанная воздухозаборная камера преимущественно расположена в турбинном кожухе, между главным отсеком кожуха, в котором расположена газовая турбина, и отсеком для впуска охлаждающего воздуха. Между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной воздухозаборной камерой могут быть образованы боковые проходы для воздуха. В некоторых вариантах выполнения между указанной воздухозаборной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха образован по меньшей мере один нижний проход для воздуха. Кроме того, в некоторых вариантах выполнения вторичный охладитель смазочного масла расположен по всей ширине воздушных каналов, проточно сообщаясь с нижним проходом для воздуха, проходящим под указанной воздухозаборной камерой.In some embodiments, an air intake chamber may be provided for air entering the combustion zone in communication with the compressor or compressors of the gas turbine. The specified intake chamber is preferably located in the turbine housing, between the main compartment of the housing in which the gas turbine is located, and the cooling air inlet compartment. Between the side walls of the turbine housing and said air intake chamber, lateral air passages may be formed. In some embodiments, at least one lower air passage is formed between said air intake chamber and the lower wall of the turbine housing. In addition, in some embodiments, a secondary lubricant oil cooler is located across the entire width of the air channels, flowing in communication with the lower air passage passing under said air intake chamber.

В некоторых вариантах выполнения вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой нижней панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.In some embodiments, a secondary lubricant oil cooler is located beneath the breathable bottom panel of the cooling air inlet compartment.

Вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска масла, непосредственно или опосредованно проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.The secondary lubricating oil cooler has an oil outlet that communicates directly or indirectly with the gas turbine bearings.

В некоторых примерных вариантах выполнения газовая турбина содержит гидравлическую систему с изменяемой геометрией, составляющую часть контура подачи смазочного масла.In some exemplary embodiments, the gas turbine comprises a variable geometry hydraulic system that is part of a lubricating oil supply circuit.

Согласно следующему аспекту данное изобретение также относится к способу эксплуатации газовой турбины, включающему:According to a further aspect, the invention also relates to a method for operating a gas turbine, comprising:

обеспечение турбинного кожуха и газовой турбины, расположенной в указанном кожухе,providing a turbine housing and a gas turbine located in the specified housing,

создание воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха,creating an air stream designed to cool the turbine housing,

отделение части указанного воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха и циркуляции указанной части этого потока через вторичный охладитель смазочного масла, расположенный внутри турбинного кожуха с отведением тем самым тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе,separating a portion of said air stream for cooling the turbine housing and circulating said portion of this stream through a secondary lubricating oil cooler located inside the turbine housing, thereby removing heat from the lubricating oil circulating in said cooler,

обеспечение циркуляции воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, по указанному кожуху для отведения тепла от корпуса газовой турбины.ensuring the circulation of the air flow intended for cooling the turbine casing, according to the specified casing for heat removal from the gas turbine housing.

Кроме того, в дополнение к вторичному охладителю смазочного масла обеспечено проточное соединение между указанным охладителем и подшипниками газовой турбины, предпочтительно расположенное внутри кожуха турбины, что обеспечивает более компактную и надежную конструкцию путем предотвращения распространения смазочного масла из контура подачи указанного масла в окружающую среду.In addition, in addition to the secondary lubricant oil cooler, a flow connection is provided between said cooler and gas turbine bearings, preferably located inside the turbine housing, which provides a more compact and reliable design by preventing the lubricant from spreading from the oil supply circuit to the environment.

Расположение вторичного охладителя смазочного масла ниже положения оси газовой турбины предотвращает заливку маслом машины в случае отключения турбины и перебоя в работе маслоотсасывающего насоса. Указанный насос будет затруднять протекание смазочного масла к резервуару для смазочного масла. Однако, поскольку вторичный охладитель смазочного масла находится в положении ниже подшипников, которые расположены вокруг оси газовой турбины, смазочное масло, находящееся во вторичном охладителе, не будет заливать подшипники и турбомашину.The location of the secondary lubricant oil cooler below the axis of the gas turbine prevents the machine from filling with oil in the event of a turbine shutdown and a malfunction of the oil suction pump. The specified pump will impede the flow of lubricating oil to the reservoir for lubricating oil. However, since the secondary lubricant oil cooler is in a position below the bearings that are located around the axis of the gas turbine, the lubricant oil located in the secondary cooler will not fill the bearings and turbomachine.

Далее описаны признаки и варианты выполнения изобретения, детально сформулированные в прилагаемой формуле изобретения, которая составляет неотъемлемую часть данного описания. В вышеизложенном кратком описании приведены характерные особенности разных вариантов выполнения данного изобретения для лучшего понимания приведенного ниже подробного описания и оценки усовершенствований существующей техники. Разумеется, существуют и другие особенности изобретения, которые описаны далее и сформулированы в прилагаемой формуле изобретения. В связи с этим, прежде чем перейти к подробному объяснению некоторых вариантов выполнения, следует уяснить, что разные варианты выполнения изобретения не ограничены в их применении деталями конструкции и расположением компонентов, как указано в приведенном ниже описании или изображено на чертежах. Изобретение может предполагать другие варианты выполнения и может быть реализовано на практике и осуществлено разными способами. Кроме того, следует понимать, что используемая в данном документе фразеология и терминология является описательной и не должна считаться ограничивающей.The following describes the features and embodiments of the invention, formulated in detail in the attached claims, which is an integral part of this description. The foregoing summary describes characteristic features of various embodiments of the present invention to better understand the detailed description below and evaluate improvements to existing technology. Of course, there are other features of the invention, which are described further and formulated in the attached claims. In this regard, before proceeding to a detailed explanation of some embodiments, it should be understood that various embodiments of the invention are not limited in their application to the structural details and arrangement of components, as indicated in the description below or shown in the drawings. The invention may contemplate other embodiments and may be practiced and implemented in various ways. In addition, it should be understood that the phraseology and terminology used in this document is descriptive and should not be considered limiting.

С учетом изложенного специалисты поймут, что принцип, на котором построено изобретение, может быть легко использован в качестве базы для разработки других конструкций, способов и/или систем, обеспечивающих реализацию некоторых назначений данного изобретения. Таким образом, важно отметить, что формула изобретения включает указанные эквивалентные конструкции, если они не выходят за рамки сущности и объема данного изобретения.Based on the foregoing, experts will understand that the principle on which the invention is built can be easily used as a basis for the development of other designs, methods and / or systems that provide for the implementation of some of the purposes of this invention. Thus, it is important to note that the claims include these equivalent designs, if they do not go beyond the essence and scope of this invention.

Более глубокую оценку и понимание описанных вариантов выполнения изобретения и его многочисленных преимуществ можно получить из приведенного ниже подробного описания, выполненного со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:A deeper assessment and understanding of the described embodiments of the invention and its many advantages can be obtained from the following detailed description, made with reference to the accompanying drawings, in which:

Фиг. 1 схематически изображает газовую турбину и контур подачи смазочного масла согласно известному уровню техники;FIG. 1 schematically depicts a gas turbine and a lubricating oil supply circuit according to the prior art;

Фиг. 2 изображает газотурбинный блок на виде сбоку;FIG. 2 is a side view of a gas turbine unit;

Фиг. 3 изображает схему газовой турбины, которая является предметом описанного в данном документе изобретения;FIG. 3 is a diagram of a gas turbine that is the subject of the invention described herein;

Фиг. 4 изображает вид в перспективе и в частичном разрезе газотурбинного блока и расположенного в нем соответствующего механизма; иFIG. 4 is a perspective and partial sectional view of a gas turbine unit and a corresponding mechanism located therein; and

Фиг. 5 изображает схему гидравлического контура подачи смазочного масла согласно данному изобретению.FIG. 5 is a diagram of a hydraulic circuit for supplying a lubricating oil according to the present invention.

Приведенное ниже подробное описание типичных вариантов выполнения выполнено со ссылкой на прилагаемые чертежи. Одинаковыми номерами позиций на разных чертежах обозначены одинаковые или подобные элементы. Кроме того, чертежи не обязательно выполнены в масштабе. Более того, приведенное ниже подробное описание не ограничивает изобретение. Фактически, объем изобретения определен формулой изобретения.The following detailed description of typical embodiments is made with reference to the accompanying drawings. The same item numbers in different drawings indicate the same or similar elements. In addition, the drawings are not necessarily drawn to scale. Moreover, the following detailed description does not limit the invention. In fact, the scope of the invention is defined by the claims.

Используемая в данном описании ссылка на выражение «один вариант выполнения» или «вариант выполнения», либо «некоторые варианты выполнения» означает, что конкретный признак, конструкция или характеристика, описанные применительно к варианту выполнения, относятся по меньшей мере к одному варианту выполнения описанного предмета изобретения. Таким образом, фраза «в одном варианте выполнения» или «в варианте выполнения», либо «в некоторых вариантах выполнения», используемая в разных местах описания, не обязательно относится к одному и тому же варианту (вариантам) выполнения. Более того, конкретные признаки, конструкции или характеристики могут сочетаться любым соответствующим образом в одном или нескольких вариантах выполнения.The reference to the expression “one embodiment” or “an embodiment” or “some embodiments” used in this description means that a particular feature, design, or characteristic described in relation to an embodiment relates to at least one embodiment of the described subject inventions. Thus, the phrase “in one embodiment” or “in an embodiment” or “in some embodiments” used in different places of the description does not necessarily refer to the same embodiment (s) of execution. Moreover, specific features, structures, or characteristics may be combined in any appropriate manner in one or more embodiments.

На приложенных чертежах компоновка блока газовой турбины в целом обозначена номером 100 позиции. Компоновка включает кожух 101 газовой турбины, далее называемый просто кожухом или турбинным кожухом, в котором расположена газовая турбина 103. В некоторых вариантах выполнения газовая турбина 103 может представлять собой двухвальную газовую турбину на базе авиационного двигателя, например, такую как турбина LM6000, серийно выпускаемая компанией GE Aviation, Эвендейл, штат Огайо, США. Могут использоваться и другие газовые турбины на базе авиационного двигателя.In the attached drawings, the layout of the gas turbine unit is generally indicated by the position number 100. The arrangement includes a gas turbine housing 101, hereinafter referred to simply as a housing or a turbine housing in which the gas turbine 103 is located. In some embodiments, the gas turbine 103 may be a twin-shaft gas turbine based on an aircraft engine, such as, for example, the LM6000 turbine manufactured by the company GE Aviation, Avendale, Ohio, USA. Other gas turbines based on an aircraft engine can also be used.

Конструкция газовой турбины 103 схематически изображена на Фиг. 3. Газовая турбина 103 содержит компрессор 105 низкого давления, компрессор 107 высокого давления, турбину 109 высокого давления и силовую турбину, то есть турбину 111 низкого давления. Воздух окружающей среды сначала сжимают при первом значении давления посредством компрессора 105 низкого давления, а затем компрессором 107 высокого давления. Сжатый воздух смешивается с топливом, и топливно-воздушная смесь поджигается в камере 113 сгорания для образования высокотемпературных газов, находящихся при высоком давлении, которые последовательно расширяются в турбине 109 высокого давления и силовой турбине 111. Первый вал 115 обеспечивает опору для ротора компрессора 107 высокого давления и ротора турбины 109 высокого давления. Второй вал 117 проходит коаксиально относительно первого вала 115. Второй вал 117 механически соединяет ротор компрессора 105 низкого давления и ротор силовой турбины 111.The design of the gas turbine 103 is shown schematically in FIG. 3. The gas turbine 103 comprises a low pressure compressor 105, a high pressure compressor 107, a high pressure turbine 109 and a power turbine, that is, a low pressure turbine 111. The ambient air is first compressed at a first pressure value by means of a low pressure compressor 105, and then by a high pressure compressor 107. Compressed air is mixed with the fuel, and the air-fuel mixture is ignited in the combustion chamber 113 to form high-temperature high-pressure gases that expand sequentially in the high-pressure turbine 109 and the power turbine 111. The first shaft 115 provides support for the rotor of the high-pressure compressor 107 and a rotor of a high pressure turbine 109. The second shaft 117 extends coaxially relative to the first shaft 115. The second shaft 117 mechanically connects the rotor of the low pressure compressor 105 and the rotor of the power turbine 111.

Номерами 121 и 123 позиций обозначены соответственно привод с холодного конца и привод с горячего конца газовой турбины 103. Нагрузка может быть соединена либо с приводом 121, либо с приводом 123, или с обоими приводами. В типичном варианте выполнения, изображенном на Фиг. 2, нагрузка 125 соединена с приводом с горячего конца газовой турбины 103.The reference numerals 121 and 123 denote the drive from the cold end and the drive from the hot end of the gas turbine 103, respectively. The load can be connected either to drive 121, or to drive 123, or to both drives. In the typical embodiment shown in FIG. 2, the load 125 is connected to the drive from the hot end of the gas turbine 103.

Газовая турбина 103 расположена в кожухе 101, как изображено на Фиг. 4. Кожух 101 может включать верхнюю стенку 131, нижнюю стенку 133, боковые стенки 135 и торцевые стенки 137.A gas turbine 103 is located in the casing 101, as shown in FIG. 4. The casing 101 may include an upper wall 131, a lower wall 133, side walls 135, and end walls 137.

В некоторых вариантах выполнения турбинный кожух 101 содержит первый отсек 139 и второй отсек 143, в котором фактически расположена газовая турбина 103. Второй отсек 143 выполнен с отверстием 143А для выпуска воздуха, причем из данного отверстия охлаждающий воздух выходит в турбинный кожух 101.In some embodiments, the turbine housing 101 comprises a first compartment 139 and a second compartment 143 in which the gas turbine 103 is actually located. The second compartment 143 is provided with an opening 143A for discharging air, from which cooling air enters the turbine housing 101.

В первом отсеке 139 расположена воздухозаборная камера 145 для поступающего в зону горения воздуха. Воздухозаборная камера 145 содержит впускное отверстие 145А, проточно сообщающееся с всасывающим трубопроводом 147 (Фиг. 2). Воздух отсасывается по трубопроводу 147 с помощью всасывающего действия расположенных последовательно компрессоров 105 и 107.In the first compartment 139 there is an air intake chamber 145 for the air entering the combustion zone. The air intake chamber 145 includes an inlet 145A in fluid communication with the suction pipe 147 (FIG. 2). Air is drawn off through line 147 by the suction action of successive compressors 105 and 107.

Первый отсек 139 образует часть вентиляционной системы, обеспечивающей циркуляцию охлаждающего воздуха во втором отсеке 143, в котором расположена газовая турбина 103. Первый отсек 139 проточно сообщается с трубопроводом 149 для всасывания охлаждающего воздуха, в котором может быть установлена воздуходувка 151. Воздух, поступающий в трубопровод 149, циркулирует по первому отсеку 139 и поступает во второй отсек 143, частично протекая по боковым воздушным проходам, обозначенным стрелками fL и образованным между боковыми стенками 135 турбинного кожуха 101 и воздухозаборной камерой 145. Фракция или часть воздуха, поступающего в трубопровод 149, протекает сквозь нижнюю панель 161, расположенную в нижней части отсека 139 и выполненную с системой вентиляционных проходов. Нижняя панель 161 расположена ниже положения оси А-А вращения газовой турбины 103 и, следовательно, ниже положения валов 115 и 117 указанной турбины и соответствующих подшипников.The first compartment 139 forms part of a ventilation system that circulates cooling air in a second compartment 143 in which the gas turbine 103 is located. The first compartment 139 is in fluid communication with the cooling air intake pipe 149, in which the blower 151 can be installed. The air entering the pipe 149, circulates through the first compartment 139 and enters the second compartment 143, partially flowing along the side air passages indicated by arrows fL and formed between the side walls 135 of the turbine housing 101 and an air intake chamber 145. A fraction or part of the air entering the conduit 149 flows through the bottom panel 161 located at the bottom of the compartment 139 and made with a system of ventilation passages. The lower panel 161 is located below the position of the axis of rotation AA of the gas turbine 103 and, therefore, below the position of the shafts 115 and 117 of the specified turbine and the corresponding bearings.

В некоторых вариантах выполнения нижняя панель 161 может быть выполнена в виде решетки или в виде сплошной панели с отверстиями, либо подобной конфигурации. Охлаждающий воздух может протекать сквозь нижнюю панель 161 и вторичный охладитель 163 смазочного масла, расположенный под указанной панелью по ширине системы 164 воздушных каналов, которая устанавливает проточное соединение между первым отсеком 139 и нижним проходом 165 для воздуха, расположенным по меньшей мере частично под вторым отсеком 143. Охлаждающий воздух, протекающий через вторичный охладитель 163, отводит тепло от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе, и далее протекает по нижнему проходу 165 (см. стрелки f165) по направлению ко второму отсеку 143 и в указанный отсек турбинного кожуха 101, в котором расположена турбина 103. В некоторых вариантах выполнения нижний проход 165 выполнен под центральной частью второго отсека 143, а в верхней части прохода расположена панель 167 с отверстиями, через которые охлаждающий воздух может вытекать из указанного прохода и поступать во второй отсек 143.In some embodiments, the bottom panel 161 may be in the form of a lattice or in the form of a continuous panel with holes, or a similar configuration. Cooling air can flow through the bottom panel 161 and the secondary lubricating oil cooler 163 located beneath the panel across the width of the air channel system 164, which establishes a flow connection between the first compartment 139 and the lower air passage 165 located at least partially below the second compartment 143 The cooling air flowing through the secondary cooler 163 removes heat from the lubricating oil circulating in said cooler, and then flows along the lower passage 165 (see arrows f165) in the direction to the second compartment 143 and to the specified compartment of the turbine housing 101, in which the turbine 103 is located. In some embodiments, the lower passage 165 is made under the central part of the second compartment 143, and in the upper part of the passage there is a panel 167 with holes through which cooling air can flow out of the aisle and enter the second compartment 143.

Вторичный охладитель 163 смазочного масла образует часть контура подачи смазочного масла, который схематически представлен на Фиг. 5. На данном чертеже контур подачи смазочного масла в целом обозначен номером 171 позиции. Вторичный охладитель смазочного масла также обозначен номером 163 позиции.The secondary lubricating oil cooler 163 forms part of the lubricating oil supply circuit, which is shown schematically in FIG. 5. In this drawing, the lubricating oil supply circuit is generally indicated by 171 position number. A secondary lubricating oil cooler is also indicated by 163 position numbers.

В примерном варианте выполнения, изображенном на Фиг. 5, контур 171 подачи смазочного масла дополнительно содержит резервуар 173 для смазочного масла, из которого масло откачивают по трубопроводу 175 посредством насоса 177 для смазочного масла. Смазочное масло, нагнетаемое насосом 177, распределяется по трубопроводу 179 в гидравлическую систему с изменяемой геометрией, в целом обозначенную номером 181 позиции. Как известно специалистам, по меньшей мере часть смазочного масла, циркулирующего в трубопроводе 179, может нагнетаться в систему 181 и возвращаться обратно в главный контур подачи смазочного масла по трубопроводу 183. Указанный трубопровод сообщается с вторичным охладителем 163. Охлажденное смазочное масло, выходящее из вторичного охладителя 163, поступает к компонентам газовой турбины, нуждающимся в смазывании и/или охлаждении, таким как подшипники валов 115, 117. Указанные элементы не выделены отдельно на схеме Фиг. 5, но расположены в зоне, обозначенной пунктирной линией DL на Фиг. 5. Вниз по потоку относительно охладителя 163 может быть расположен напорный фильтр 185, как изображено в типичной гидравлической схеме, изображенной на Фиг. 5.In the exemplary embodiment shown in FIG. 5, the lubricating oil supply circuit 171 further comprises a lubricating oil tank 173, from which the oil is pumped out via line 175 by means of a lubricating oil pump 177. The lubricating oil pumped by pump 177 is distributed via line 179 to a variable geometry hydraulic system, generally indicated by 181 position number. As is known to those skilled in the art, at least a portion of the lubricating oil circulating in conduit 179 can be pumped into system 181 and returned to the main lubricating oil supply circuit through conduit 183. Said conduit communicates with a secondary cooler 163. The cooled lubricating oil exiting the secondary cooler 163, is supplied to gas turbine components requiring lubrication and / or cooling, such as shaft bearings 115, 117. These elements are not highlighted separately in the diagram of FIG. 5, but located in the area indicated by the dashed line DL in FIG. 5. A downstream filter 185 may be located downstream of the cooler 163, as shown in the typical hydraulic circuit depicted in FIG. 5.

Смазочное масло, выходящее из подшипников, собирается, например, из маслосборника посредством маслоотсасывающего насоса 187, который подает собранное смазочное масло в первичный охладитель 189 смазочного масла. Маслопровод 190 соединяет насос 187 с первичным охладителем 189. В некоторых вариантах выполнения вдоль маслопровода может быть установлен очистной фильтр 191, например, между выпускной стороной первичного охладителя 189 и резервуаром 173, в котором собирается смазочное масло.Lubricating oil leaving the bearings is collected, for example, from the oil sump by means of an oil suction pump 187, which feeds the collected lubricating oil to a primary lubricating oil cooler 189. Oil line 190 connects pump 187 to primary cooler 189. In some embodiments, a filter 191 may be installed along the oil line, for example, between the outlet side of primary cooler 189 and reservoir 173 in which lubricating oil is collected.

Расположение разных компонентов контура подачи смазочного масла может отличаться от изображенного на чертежах. Например, первичный охладитель 189 смазочного масла может быть расположен вдоль трубопровода 175, то есть ниже по потоку относительно резервуара 173.The location of the various components of the lubricating oil supply circuit may differ from that shown in the drawings. For example, a primary lubricant oil cooler 189 may be located along conduit 175, i.e., downstream of reservoir 173.

На схеме, изображенной на Фиг. 5, обозначена температура смазочного масла в разных местах контура 171. Т1 обозначает температуру смазочного масла в резервуаре 173. Смазочное масло имеет по существу такую же температуру Т1 на впуске гидравлической системы 181. После протекания смазочного масла через систему 181 его температура увеличивается от Т1 до Т2, причемIn the circuit shown in FIG. 5, the temperature of the lubricating oil is indicated at different places in the circuit 171. T1 denotes the temperature of the lubricating oil in the reservoir 173. The lubricating oil has essentially the same temperature T1 at the inlet of the hydraulic system 181. After the lubricating oil flows through the system 181, its temperature increases from T1 to T2 , and

Т2=Т1+ΔT1°C.T2 = T1 + ΔT 1 ° C.

Обычно температура Т2 выше допустимой температуры для подшипников газовой турбины и, следовательно, тепло отводится из смазочного масла во вторичный охладитель 163. Т3 является температурой на выходной стороне охладителя 163, причемTypically, the temperature T2 is higher than the allowable temperature for the bearings of the gas turbine and, therefore, heat is removed from the lubricating oil to the secondary cooler 163. T3 is the temperature at the output side of the cooler 163, moreover

Т3=Т2-ΔТ2°C.T3 = T2-ΔT 2 ° C.

Смазочное масло поступает в подшипники турбины 103 при температуре Т3 и после отдачи тепла в процессе циркуляции в подшипниках смазочное масло, выходящее из турбины, имеет температуру Т4, которая обычно выше температуры Т3 примерно на 60°C, то есть:Lubricating oil enters the bearings of the turbine 103 at a temperature of T3, and after heat is released during circulation in the bearings, the lubricating oil leaving the turbine has a temperature T4, which is usually above T3 by about 60 ° C, i.e.:

Т4=Т3+ΔТ3°C=Т3+60°С.T4 = T3 + ΔT 3 ° C = T3 + 60 ° C.

Протекая через первичный охладитель 189, масло остывает, и его температура уменьшается от значения Т4 до значения Т1, например: Т1=Т4-60°C.Flowing through the primary cooler 189, the oil cools, and its temperature decreases from the value of T4 to the value of T1, for example: T1 = T4-60 ° C.

На схеме Фиг. 3 изображен распределительный маслопровод 184, из которого смазочное масло поступает в подшипники турбины 103. Указанные подшипники схематически представлены номерами позиций 192, 194, 196. Смазочное масло, выходящее из подшипников 192, 194, 196, собирается по трубопроводам 190А, 190В, 190С в коллекторный трубопровод или отстойный резервуар 190D турбины для подачи в маслоотсасывающий насос 187.In the diagram of FIG. Figure 3 shows the oil distribution pipe 184 from which lubricating oil enters the bearings of the turbine 103. These bearings are schematically represented by item numbers 192, 194, 196. The lubricating oil leaving the bearings 192, 194, 196 is collected through manifolds 190A, 190B, 190C into the collector a turbine piping or settling tank 190D for feeding to the oil suction pump 187.

Хотя варианты выполнения представленного в данном документе изобретения изображены на чертежах и в полной мере конкретно и подробно описаны выше применительно к нескольким типичным вариантам выполнения, специалистам понятно, что возможны многочисленные модификации, изменения и исключения, по существу не выходящие за рамки новаторских идей, принципов и концепций, описанных в данном документе, а также преимуществ предмета изобретения, изложенного в формуле изобретения. Следовательно, соответствующий объем описанных усовершенствований должен быть определен только самым широким толкованием формулы изобретения, включая все такие модификации, изменения и опущения.Although the embodiments of the invention presented in this document are shown in the drawings and are fully specifically and thoroughly described above with reference to several typical embodiments, it will be appreciated by those skilled in the art that numerous modifications, changes, and exceptions are possible that do not substantially go beyond innovative ideas, principles, and concepts described herein, as well as the advantages of the subject matter set forth in the claims. Therefore, the appropriate scope of the described improvements should be determined only by the broadest interpretation of the claims, including all such modifications, changes and omissions.

Claims (25)

1. Газотурбинная установка, содержащая:1. A gas turbine installation containing: турбинный кожух (101),turbine housing (101), газовую турбину, расположенную в турбинном кожухе,a gas turbine located in a turbine housing, систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства турбинного кожуха,a ventilation system designed to cool the interior of the turbine housing, контур подачи смазочного масла, включающий по меньшей мере: насос (177) для смазочного масла, резервуар (173) для смазочного масла, первичный охладитель (189) смазочного масла и вторичный охладитель (163) смазочного масла, расположенный в турбинном кожухе в положении ниже вращающегося вала (115) газовой турбины,a lubricating oil supply circuit comprising at least: a lubricating oil pump (177), a lubricating oil reservoir (173), a lubricating oil primary cooler (189) and a lubricating oil secondary cooler (163) located in a position below the rotary turbine housing a shaft (115) of a gas turbine, причем система вентиляции расположена с обеспечением контактирования по меньшей мере части охлаждающего воздушного потока, циркулирующего в турбинном кожухе, с вторичным охладителем (163) смазочного масла для отвода тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном охладителе.moreover, the ventilation system is arranged for contacting at least a portion of the cooling air flow circulating in the turbine housing with a secondary lubricant oil cooler (163) for removing heat from the lubricating oil circulating in said cooler. 2. Газотурбинная установка по п. 1, в которой контур подачи смазочного масла включает маслоотсасывающий насос, расположенный перед первичным охладителем смазочного масла по ходу потока масла.2. The gas turbine installation according to claim 1, in which the lubricating oil supply circuit includes an oil suction pump located in front of the primary lubricating oil cooler along the flow of oil. 3. Газотурбинная установка по п. 1, в которой маслоотсасывающий насос расположен между первичным охладителем смазочного масла и подшипниками газовой турбины, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в месте ниже указанных подшипников.3. The gas turbine installation according to claim 1, wherein the oil suction pump is located between the primary lubricant oil cooler and the gas turbine bearings, wherein the secondary lubricant oil cooler is located at a location below said bearings. 4. Газотурбинная установка по п. 1, содержащая компрессор и воздухозаборную камеру для поступающего в зону горения воздуха, проточно сообщающуюся с указанным компрессором, причем между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной камерой образованы боковые проходы для воздуха, а между указанной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха проходит по меньшей мере один нижний проход для воздуха, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в воздушном канале и проточно сообщается с указанным по меньшей мере одним нижним воздушным проходом.4. A gas turbine installation according to claim 1, comprising a compressor and an air intake chamber for entering air into the combustion zone, in fluid communication with said compressor, wherein side air passages are formed between the side walls of the turbine housing and said chamber, and between the said chamber and the lower wall of the turbine the casing passes at least one lower passage for air, while the secondary lubricant oil cooler is located in the air channel and is in fluid communication with the specified at least one lower stuffy passage. 5. Газотурбинная установка по п. 1, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.5. The gas turbine installation according to claim 1, in which the secondary lubricating oil cooler is located under the breathable panel of the cooling air inlet compartment. 6. Газотурбинная установка по п. 1, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.6. The gas turbine installation according to claim 1, in which the secondary lubricating oil cooler has an opening for releasing lubricating oil, in fluid communication with the bearings of the gas turbine. 7. Газотурбинная установка по любому из пп. 1-6, в которой контур подачи смазочного масла включает гидравлическую систему с изменяемой геометрией.7. Gas turbine installation according to any one of paragraphs. 1-6, in which the lubricating oil supply circuit includes a variable geometry hydraulic system. 8. Газотурбинная установка по п. 2, содержащая компрессор и воздухозаборную камеру для поступающего в зону горения воздуха, проточно сообщающуюся с указанным компрессором, причем между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной камерой образованы боковые проходы для воздуха, а между указанной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха проходит по меньшей мере один нижний проход для воздуха, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в воздушном канале и проточно сообщается с нижним воздушным проходом.8. The gas turbine installation according to claim 2, comprising a compressor and an air intake chamber for entering air into the combustion zone, in fluid communication with said compressor, wherein side air passages are formed between the side walls of the turbine housing and said chamber, and between the said chamber and the lower wall of the turbine at least one lower air passage passes through the casing, with the secondary lubricating oil cooler located in the air channel and in fluid communication with the lower air passage. 9. Газотурбинная установка по п. 3, содержащая компрессор и воздухозаборную камеру для поступающего в зону горения воздуха, проточно сообщающуюся с указанным компрессором, причем между боковыми стенками турбинного кожуха и указанной камерой образованы боковые проходы для воздуха, а между указанной камерой и нижней стенкой турбинного кожуха проходит по меньшей мере один нижний проход для воздуха, при этом вторичный охладитель смазочного масла расположен в воздушном канале и проточно сообщается с указанным по меньшей мере одним нижним воздушным проходом.9. The gas turbine installation according to claim 3, comprising a compressor and an air intake chamber for entering air into the combustion zone, flowing in communication with said compressor, wherein side air passages are formed between the side walls of the turbine housing and said chamber, and between the said chamber and the lower wall of the turbine the casing passes at least one lower passage for air, while the secondary lubricant oil cooler is located in the air channel and is in fluid communication with the specified at least one lower stuffy passage. 10. Газотурбинная установка по п. 2, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.10. The gas turbine installation according to claim 2, in which the secondary lubricating oil cooler is located under the breathable panel of the cooling air inlet compartment. 11. Газотурбинная установка по п. 3, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.11. The gas turbine installation according to claim 3, in which the secondary lubricating oil cooler is located under the breathable panel of the cooling air inlet compartment. 12. Газотурбинная установка по п. 4, в которой вторичный охладитель смазочного масла расположен под воздухопроницаемой панелью отсека для впуска охлаждающего воздуха.12. The gas turbine installation according to claim 4, in which the secondary lubricating oil cooler is located under the breathable panel of the cooling air inlet compartment. 13. Газотурбинная установка по п. 2, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.13. The gas turbine installation according to claim 2, in which the secondary lubricating oil cooler has an opening for releasing lubricating oil in fluid communication with the bearings of the gas turbine. 14. Газотурбинная установка по п. 3, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.14. The gas turbine installation according to claim 3, in which the secondary lubricating oil cooler has an opening for releasing lubricating oil, in fluid communication with the bearings of the gas turbine. 15. Газотурбинная установка по п. 4, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.15. The gas turbine installation according to claim 4, in which the secondary lubricating oil cooler has an opening for releasing lubricating oil in fluid communication with the bearings of the gas turbine. 16. Газотурбинная установка по п. 5, в которой вторичный охладитель смазочного масла имеет отверстие для выпуска смазочного масла, проточно сообщающееся с подшипниками газовой турбины.16. The gas turbine installation according to claim 5, in which the secondary lubricating oil cooler has an opening for releasing lubricating oil in fluid communication with the bearings of the gas turbine. 17. Способ эксплуатации газотурбинной установки, содержащей турбинный кожух (101), в котором расположена газовая турбина, систему вентиляции, предназначенную для охлаждения внутреннего пространства указанного турбинного кожуха, и контур подачи смазочного масла, содержащий по меньшей мере первичный охладитель (189) смазочного масла и вторичный охладитель (163) смазочного масла, который расположен в турбинном кожухе в положении ниже вращающегося вала (115) газовой турбины, при этом способ включает:17. A method of operating a gas turbine installation comprising a turbine housing (101) in which a gas turbine is located, a ventilation system for cooling the interior of said turbine housing, and a lubricating oil supply circuit comprising at least a primary lubricating oil cooler (189) and a secondary lubricant oil cooler (163), which is located in the turbine housing in a position below the rotary shaft (115) of the gas turbine, the method comprising: создание воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха,creating an air stream designed to cool the turbine housing, обеспечение циркуляции по меньшей мере части указанного воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха через вторичный охладитель смазочного масла с обеспечением отвода тепла от смазочного масла, циркулирующего в указанном вторичном охладителе смазочного масла, иcirculating at least a portion of said air stream for cooling the turbine housing through a secondary lubricant oil cooler, while allowing heat to be removed from the lubricating oil circulating in said secondary lubricant oil cooler, and обеспечение циркуляции указанного воздушного потока, предназначенного для охлаждения турбинного кожуха, через указанный кожух.circulating said air stream for cooling a turbine housing through said housing.
RU2014134635A 2012-03-08 2013-03-06 Gas turbine, containing primary and secondary coolers of lube oil RU2625391C1 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ITFI2012A000047 2012-03-08
IT000047A ITFI20120047A1 (en) 2012-03-08 2012-03-08 "GAS TURBINE WITH PRIMARY AND SECONDARY LUBRICATING OIL COOLER"
PCT/EP2013/054528 WO2013131970A1 (en) 2012-03-08 2013-03-06 Gas turbine with primary and secondary lubricating oil cooler

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2625391C1 true RU2625391C1 (en) 2017-07-13

Family

ID=46028049

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014134635A RU2625391C1 (en) 2012-03-08 2013-03-06 Gas turbine, containing primary and secondary coolers of lube oil

Country Status (12)

Country Link
US (1) US20150033756A1 (en)
EP (1) EP2823169B1 (en)
JP (1) JP6216337B2 (en)
KR (1) KR20140133914A (en)
CN (1) CN104302894B (en)
AU (1) AU2013229541A1 (en)
BR (1) BR112014022046B1 (en)
CA (1) CA2866709A1 (en)
HU (1) HUE042092T2 (en)
IT (1) ITFI20120047A1 (en)
RU (1) RU2625391C1 (en)
WO (1) WO2013131970A1 (en)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2775249T3 (en) * 2014-07-01 2020-07-24 Fpt Motorenforschung Ag Lubricating oil system for a combustion engine, in particular for industrial and commercial vehicles
GB2533132A (en) * 2014-12-11 2016-06-15 Rolls Royce Plc A liquid cooling apparatus and method for a gas tubine engine
WO2016091597A1 (en) * 2014-12-12 2016-06-16 Nuovo Pignone Srl Coupling load measurement method and device
JP6552907B2 (en) * 2015-08-07 2019-07-31 株式会社東芝 Lubricating oil system
CN108252806A (en) * 2018-02-26 2018-07-06 西安空天能源动力智能制造研究院有限公司 A kind of gas turbine and modified method retrofited by fanjet
CN110107404A (en) * 2019-05-09 2019-08-09 成都航天科工微电子系统研究院有限公司 A kind of vehicle-mounted fuel engine power generation system multimedium composite heat dissipation device
CN110566286A (en) * 2019-10-24 2019-12-13 陕西正本环境工程有限公司 Novel flue gas turbine power generation device
JP7352590B2 (en) * 2021-04-02 2023-09-28 三菱重工業株式会社 gas turbine
CN113266756B (en) * 2021-04-29 2022-04-12 华能国际电力股份有限公司上安电厂 Unit shutdown recirculation cooling system and method

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3418485A (en) * 1965-09-13 1968-12-24 Caterpillar Tractor Co Enclosure for gas turbine engine electric generator set
US3976165A (en) * 1974-05-03 1976-08-24 Norwalk-Turbo, Inc. Lubricating and oil seal system for a high speed compressor
US4773212A (en) * 1981-04-01 1988-09-27 United Technologies Corporation Balancing the heat flow between components associated with a gas turbine engine
RU2128802C1 (en) * 1997-05-15 1999-04-10 Закрытое акционерное общество "Газовая и холодильная техника" Method of controllable cooling of oil and air cooling apparatus for realization of this method
US20050160740A1 (en) * 2004-01-15 2005-07-28 Susumu Nakano Gas turbine power generator plant and silencer for the same
RU2315880C2 (en) * 2006-02-16 2008-01-27 Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" Air cooling system of oil in gas-turbine engine of ground application

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB441990A (en) * 1934-08-31 1936-01-30 British Thomson Houston Co Ltd Improvements in and relating to lubricating apparatus and control systems for power plants
US3080716A (en) * 1956-03-08 1963-03-12 Thompson Ramo Wooldridge Inc Engine lubricating oil cooling systems for turbojets or the like
US3451214A (en) * 1967-03-15 1969-06-24 Garrett Corp Cold engine start facilitating apparatus
BE759344A (en) * 1969-11-28 1971-05-24 Westinghouse Electric Corp TURBINE LUBRICATION SYSTEM
JPS598653B2 (en) * 1975-10-11 1984-02-25 三菱重工業株式会社 Jidousiyayou 2 Jikuga Star Binnoseigyosouchi
JPS5981742U (en) * 1982-11-22 1984-06-02 川崎重工業株式会社 gas turbine equipment
JPS60135629U (en) * 1984-02-20 1985-09-09 東芝テック株式会社 Weighing device
JP2003083005A (en) * 2001-09-13 2003-03-19 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd Lubricating oil supplying device
JP2006177219A (en) * 2004-12-21 2006-07-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Gas turbine facilities
US9151180B2 (en) * 2010-06-15 2015-10-06 Hamilton Sundstrand Corporation Lubrication driven gas turbine engine actuation system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3418485A (en) * 1965-09-13 1968-12-24 Caterpillar Tractor Co Enclosure for gas turbine engine electric generator set
US3976165A (en) * 1974-05-03 1976-08-24 Norwalk-Turbo, Inc. Lubricating and oil seal system for a high speed compressor
US4773212A (en) * 1981-04-01 1988-09-27 United Technologies Corporation Balancing the heat flow between components associated with a gas turbine engine
RU2128802C1 (en) * 1997-05-15 1999-04-10 Закрытое акционерное общество "Газовая и холодильная техника" Method of controllable cooling of oil and air cooling apparatus for realization of this method
US20050160740A1 (en) * 2004-01-15 2005-07-28 Susumu Nakano Gas turbine power generator plant and silencer for the same
RU2315880C2 (en) * 2006-02-16 2008-01-27 Открытое акционерное общество "Самарское конструкторское бюро машиностроения" Air cooling system of oil in gas-turbine engine of ground application

Also Published As

Publication number Publication date
KR20140133914A (en) 2014-11-20
CN104302894A (en) 2015-01-21
US20150033756A1 (en) 2015-02-05
BR112014022046A2 (en) 2017-06-20
EP2823169A1 (en) 2015-01-14
JP2015509570A (en) 2015-03-30
HUE042092T2 (en) 2019-06-28
EP2823169B1 (en) 2019-02-20
CN104302894B (en) 2016-10-12
WO2013131970A1 (en) 2013-09-12
AU2013229541A1 (en) 2014-09-11
JP6216337B2 (en) 2017-10-18
CA2866709A1 (en) 2013-09-12
BR112014022046B1 (en) 2021-12-14
ITFI20120047A1 (en) 2013-09-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2625391C1 (en) Gas turbine, containing primary and secondary coolers of lube oil
US11035250B2 (en) Gas turbine engine fluid cooling systems and methods of assembling the same
EP2954212B1 (en) Multi-circuit lubrication system for a turbine engine
CN106996335A (en) Method and system for managing the heat flow in engine
EP3121417B1 (en) Integral oiltank heat exchanger
EP2954185B1 (en) Multi-circuit lubrication system for a turbine engine
US8495857B2 (en) Gas turbine engine thermal management system
JP2010048251A (en) Gas turbine engine fan bleed heat exchanger system
KR101907228B1 (en) Method and device for supplying a lubricant
WO2014143282A1 (en) Air-oil heat exchangers with minimum bypass flow pressure loss
US11795878B2 (en) High-temperature fuel thermal transport bus architecture
GB2555379A (en) Gas turbine engine heat exchanger
US11788469B2 (en) Thermal management system for a gas turbine engine